DE1274449B

DE1274449B - Blaesertriebwerk fuer Luft- und Raumfahrzeuge

Info

Publication number: DE1274449B
Application number: DEJ23068A
Authority: DE
Inventors: Kurt Reiniger
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1963-01-29
Filing date: 1963-01-29
Publication date: 1968-08-01

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Bläsertriebwerk Bläsertriebwerk für Luft- und Raumfahrzeuge für Luft- und Raumfahrzeuge mit einem am Außenumfang der Blätter angeordneten Ring und tangential wirkenden Rückstoßeinrichtungen.
Die Erfindung geht von der überlegung aus, daß bei einer großen Zahl von Einsatzfällen von Hilfstriebwerken von Luft- und Raumfahrzeugen, die sowohl als Hubtriebwerke als auch als Stabilisierungstriebwerke in Bodennähe eingesetzt werden, die Betriebszeiten sehr kurz sind und oft nur wenige Minuten betragen.
Da sich bei gleichem Schub Triebwerksgewicht und Gewicht der benötigten Kraftstoffmenge in umgekehrtem Verhältnis befinden, ist es nicht zweckmäßig, für die beschriebene Einsatzart ein Triebwerk mit minimalem Kraftstoffverbrauch zu verwenden, wenn für diesen geringen Kraftstoffverbrauch ein hohes Triebwerksgewicht in Kauf genommen werden muß. Diese überlegung gilt insbesondere für die Verwendung der Triebwerke beim Landeanflug von Raumfahrzeugen, da in diesem Fall das hohe Triebwerksgewicht während des ganzen Fluges mitgeführt werden muß.
Als Hubtriebwerke mit geringem Kraftstoffverbrauch sind für Flugzeuge Bläsertriebwerke bekannt, die am Rand der Gebläseschraube einen Turbinenkranz aufweisen, der mit Heißluft aus einer Turbine angetrieben wird.
Ferner sind Hubtriebwerke bekannt, bei denen die Gebläseschraube durch tangential am Umfang wirkende Rückstoßeinrichtungen mittels ausgeblasener Luft angetrieben wird, die aus gesonderten Gaserzeugern oder Kompressoren bereitgestellt wird.
Für kurzzeitige Leistungserhöhung ist es bekannt, zusätzlich Kraftstoff einzuspritzen.
Es ist auch ein Bläsertriebwerk bekannt, bei dem an den Rotorblattspitzen Feststoffraketen angeordnet sind. Bei Anbringung von Feststoffraketen an den Blattspitzen ist durch die dabei gegebene geometrische Größenbeschränkung der Raketen ihr Gesamtimpuls (Schub mal Brenndauer) begrenzt.
Gegenüber diesen Lösungen wird bei einem Bläsertriebwerk der eingangs genannten Gattung erfindungsgemäß vorgeschlagen, daß die Rückstoßeinrichtungen als Flüssigkeitsraketen ausgebildet sind, deren Brennkammern in dem als Hohlring ausgebildeten Ring angeordnet sind.
Gegenüber Feststoffraketen bieten Flüssigkeitsraketen die Möglichkeit zu kontinuierlicher Nachförderung von Treibstoff aus einem unabhängig von nötigenfalls entfernt vom Bläsertriebwerk angeordneten Treibstoffbehälter, so daß eine Impulsbegrenzung nicht gegeben ist.
Dem bekannten Nachteil des hohen spezifischen Verbrauchs von Flüssigkeitsraketen im Vergleich zu den obenerwähnten Heißgassystemen mit oder ohne Nachverbrennung steht der Vorteil des Wegfalls gesonderter mechanischer Gaserzeuger gegenüber, wodurch sich sehr leichte und billige, unabhängige Konstruktionseinheiten ergeben. An Stelle eines hohen Triebwerksgewichtes wird ein höheres Kraftstoffgewicht in Kauf genommen. Die Anwendung solcher Triebwerkssystem ist so lange gerechtfertigt, als bei kurzen Betriebszeiten die Summe beider Gewichtsanteile nicht ungünstiger wird als bei den verbrauchsgünstigen, bekannten Systemen.
Bei Luftfahrzeugen bietet insbesondere die Unabhängigkeit von einem zusätzlichen Gaserzeuger verbunden mit dem Wegfall voluminöser Heißluftleitungen größte Freizügigkeit hinsichtlich der Wahl des Einbauortes, wobei die sehr niedrige Bauhöhe insbesondere für Flügeleinbau vorteilhaft ist.
Die Verwendung der erfindungsgemäßen Triebwerke als Hub- oder Stabilisierungstriebwerke für den Landevorgang von Raumfahrzeugen ist besonders vorteilhaft, wenn bordüblicher Raketentreibstoff verwendet wird, insbesondere nicht ausgenutzter Rest-Treibstoff, dessen spezifischer Impuls durch Anwendung des vorgeschlagenen Bläsersystems mehr als verdreifacht werden kann.
Als weiterer Vorteil ist die durch die einfache Bauweise bedingte größere Betriebssicherheit des Triebwerks zu erwähnen, die insbesondere den Anlaßvorgang bei rückkehrenden Raumfahrzeugen betrifft, bei denen durch extreme thermische Belastungen die Funktionszuverlässigkeit üblicher mechanischer Gaserzeuger in Frage gestellt sein kann. Die erfindungsgemäße Ausbildung mit umlaufendem Hohlring ist deshalb besonders vorteilhaft, weil dieser zur Aufnahme einer Vielzahl von Raketenbrennkammern dient und damit die Stimwiderstände sonst umlaufender Einzelbrennkammern eliminiert werden.
Weitere zweckmäßige Weiterbildungen im Rahmen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet.
An Hand der Zeichnung ist nachstehend ein Ausführungsbeispiel der Erfindung beschrieben. Es zeigt F i g. 1 das Bläsertriebwerk im Axialschnitt, F i g. 2 eine Draufsicht.
Das in einer Ummantelung 1 angeordnete Triebwerk besteht aus einer Bläsernabe 2, an der eine Vielzahl von Bläserbrättern 3 befestigt und durch einen äußeren Ring 4 zusammengehalten sind. Der äußere Ring 4 ist als Hohlring ausgeführt und enthält mehrere Brennkammern 5 bis 8 ' in die durch einzelne der Bläserbeläter 3 verlaufende Zuleitungen 9 für den Brennstoff und für den Oxydator einmünden. Die Förderung und Druckerhöhung des Kraftstoffes, der der Nabe 2 aus nicht dargestellten Vorratsbehältern axial zugeleitet wird, wird in bekannter Weise durch Zentrifugalkraft unterstützt. Die Rückstoßdüsen 10 bis 13 der Brennkammern 5 bis 8 sind etwa tangential zum äußeren Ring 4 gerichtet und in Blasrichtung des Bläsers etwas geneigt (in der Zeichnung nicht dargestellt), um die Sinuskomponente der Rückstoßkräfte für die Hubwirkung mit heranzuziehen.

Claims

Patentansprüche: 1. Bläsertriebwerk für Luft- und Raumfahrzeuge mit einem am Außenumfang der Bläser angeordneten Ring und tangential wirkenden Rückstoßeinrichtungen, dadurch gekennzeichn e t, daß die Rückstoßeinrichtungen als Flüssigkeitsraketen (Düsen 10 bis 13) ausgebildet sind, deren Brennkammern (5 bis 8) in dem als Hohlring ausgebildeten Ring (4) angeordnet sind.
2. Bläsertriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Treibstoff den Raketenbrennkammern (5 bis 8) durch die hohlen Bläserblätter (3) zugeführt wird. 3. Bläsertriebwerk nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Achsen der Raketendüsen (10 bis 13) gegenüber der Bläserebene unter einem Winkel nach unten geneigt sind, dessen Tangens etwa dem Verhältnis von Treibschub am Umfang zum Hubschub der Gebläseschraube entspricht.
In Betracht gezogene Druckschriften: Britische Patentschrift Nr. 759 972; USA.-Patentschriften Nr. 2 696 267, 2 718 364, 2978205.